超声速民机发动机短舱布局对声爆的影响

超声速民机较高的飞行速度导致发动机短舱与机翼机身存在强烈的气动干扰,且高速喷流会改变主流的激波系结构,进而影响声爆强度。以超声速民机为研究对象,对不同短舱布局开展数值模拟研究,揭示发动机短舱位置、数量对近场过压信号特性的影响规律。数值模拟运用有限体积法在直角网格上求解流体控制方程进行,通过伴随自适应网格加密生成高分辨率网格以精确捕捉近场过压信号。结果表明:发动机进气道唇口激波、尾喷口后缘激波及尾喷流与机体机翼引起的激波系存在强烈的相互干扰,一定程度上增加了近场过压幅值,从而增强了声爆强度。短舱沿弦向前移及置于机翼上方可以有效降低声爆强度,沿展向外移通过抑制尾部各激波的合并也可有效降低声爆强度;在相同总推力前提下,相比三发构型,双发构型能有效降低后体激波强度,但较大尺寸的短舱引起较强的进气道唇口激波。综合考虑喷流噪声和气动阻力因素,翼下双发布局对于新一代超声速民机并非最佳选项。

用于超声速民机的变循环发动机研究进展

虽然自"协和"式民机退出蓝天后,在役民机止步于高亚声速,但是研究人员追寻超声速民用运输的脚步却从未停止,并且自第1代超声速民机以后,对超声速民机的研究就从未脱离过变循环发动机的技术探索。叙述了国外超声速民机用变循环发动机的发展历程,着重介绍了美国超声速巡航研究(SCR)计划、美国高速研究(HSR)计划、欧洲超声速研究(ESRP)计划、日本高超声速运输机推进系统研究(HYPR)计划、美国商业超声速(CST)计划下的变循环发动机研制情况,总结了各计划下变循环发动机的结构特点、性能优势及发展目标,论述了进/发匹配、低噪声、低排放等超声速民机用变循环发动机的关键技术及研究进展,为中国超声速民机用变循环发动机的发展提供一定的参考。

静音锥对超声速民机低声爆效果的影响

声爆问题是制约超声速客机商业运营的重要因素之一。为抑制声爆,湾流公司提出了安装于机头的静音锥方案,取得了一定的效果。但静音锥方案也存在一定的不足,主要体现在难以配平以及作动机构复杂的问题。针对此问题提出了一种改进的圆滑过渡静音锥方案,并使用基于雷诺平均(RANS)方程的CFD求解器HUNS3D和基于Thomas波形参数法的远场FL-BOOM声爆传播程序,验证了所提方案对于抑制超声速飞机声爆的有效性,并就静音锥的多项特征对其降低声爆效果的机理进行了分析,证明了影响多级静音锥降爆效果的主要因素是长度而不是级数,但长度增加对低声爆效果也有利。研究结果对超声速飞机静音锥设计具有重要的参考价值。

超声速民机声爆理论、预测和最小化方法概述

超声速民机的低声爆设计涉及到多个相互制约的因素,要实现较理想的声爆水平设计难度相当大,发展准确快速有效的设计方法是非常必要的。在超声速民机概念设计阶段,关于声爆计算的理论方法寥寥可数,标准声爆理论和声爆最小化方法不仅有重要的理论意义,在概念设计中也很有实用价值,因此,我们需要对其有全面深入的认识。文中主要对这两个理论方法及应用进行评述和展望。标准声爆理论以F函数为核心建立了飞机横截面积与声压及声爆之间的关系。声爆最小化方法给出了设计合适的F函数以达到尽可能小的声爆的思路。声爆最小化方法的应用效果受制于初始构型,当应用声爆最小化方法不能达到设计目标时,可能不得不尝试修改初始构型。考虑到该方法的局限性,减小声爆还需要开拓新思路。

史蒂文斯响度在超声速民机低声爆设计中的应用

低声爆设计是超声速民机设计中的关键技术之一,其核心问题在于选择合适的声爆衡量参量作为优化目标。将史蒂文斯响度计算方法集成至现有的超声速民机低声爆优化设计平台,并以Seeb-ALR锥体模型为例,分别选取声爆史蒂文斯总响度级与近场最大过压值为优化目标,以锥体轮廓线为优化对象进行低声爆设计。相比Seeb-ALR原始模型,锥体轮廓线优化后的总响度级优化与近场最大过压值优化使最大过压值分别降低了18.4%和40.6%,地面声爆响度级分别降低了2.2PLdB和1.4PLdB。优化结果表明该超声速民机低声爆设计平台实现了史蒂文斯响度方法的应用,可以通过响度级反映对地面人员的影响,并将其应用于低声爆设计。选择不同的声爆评价参量作为优化目标,优化后的模型轮廓线和远近场过压分布形态均存在较大差异,与近场过压最大值优化相比,基于声爆响度级的优化策略能更有效地降低地面声爆。

一种先进超声速民机低声爆高效气动布局设计

低声爆高效气动布局设计是超声速民机研究的重点和关键技术之一。采用基于声爆最小化理论反设计方法、波系有益干扰后体设计方法、参数化近场超压信号的混合可信度反设计方法,提出了一种先进超声速民机低声爆气动布局,对每一步降低声爆的效果进行了分析并研究了该布局的全声爆毯特性;采用CFD数值求解近场声爆信号并通过Burgers方程传播到远场,研究了飞行高度、飞行马赫数等参数对该气动布局地面声爆响度的影响;采用CFD数值模拟方法研究了飞行高度、马赫数等参数对该气动布局气动特性的影响。研究表明,采用基于声爆最小化理论反设计方法降低了基准气动布局的地面声爆响度约6.54 PLdB,采用波系有益干扰后体设计方法进一步使地面声爆响度降低了约0.97 PLdB,采用参数化近场超压信号的混合可信度反设计方法使气动布局地面声爆响度进一步降低了约4.04 PLdB;合理地设计飞行高度、飞行马赫数,可以有效地降低地面声爆响度;合理地选择巡航飞行高度和巡航飞行马赫数,可以有效地提高巡航效率。研究工作对超声速民机气动布局设计具有一定的工程指导价值,对超声速民机总体气动方案设计亦具有一定的工程借鉴意义。

机翼上反角对超声速民机全声爆毯声爆特性影响研究

超声速民机是下一代民机的重点发展方向之一,但声爆仍是制约其投入商业运营的关键核心问题。然而,现阶段低声爆设计相关研究大多针对航迹正下方开展,缺少对全声爆毯声爆特性的考虑。针对该问题,本文开展了机翼上反角对全声爆毯声爆特性影响研究。首先,定义了全声爆毯平均声爆强度,该物理量考虑了不同周向角声爆的感觉声压级与影响域宽度,可衡量全声爆毯的声爆水平;然后,采用声爆快速预测方法研究了机翼上反角与全声爆毯声爆强度之间的关系;最后,通过计算流体力学(CFD)数值模拟分析了机翼上反抑制声爆的原理与对近/远场波形及地面感觉声压级的影响。结果表明,机翼上反能够减弱机翼下方各周向角的激波强度,从而降低整个地面声爆毯内的声爆水平;针对研究构型,13.88°上反角可将全声爆毯平均声爆强度降低3.23PLdB。

超声速民机总体气动布局设计关键技术研究进展

超声速民机已成为世界民机未来发展的主要方向之一。超声速民机由于涉及声爆等一系列特殊的技术问题,比亚声速民机的性能要求更苛刻,对总体气动布局设计提出了更高要求。首先,根据设计思想和主要技术特点,将世界迄今为止的代表性超声速民机布局方案划分为三代:第1代布局主要旨在实现民用超声速飞行并兼顾高低速性能,基本为三角翼/双三角翼布局;第2代布局更加重视低声爆/低阻性能,主要采用大后掠箭形翼布局;第3代布局在低声爆/低阻要求基础上,更加注重多学科综合性能和技术可行性,主要采用“大后掠机翼+鸭翼/T尾/V尾布局和发动机短舱背负式/尾吊式”的布局。其次,梳理了新一代超声速民机总体气动布局设计目前面临的技术瓶颈和难点,对总体设计技术、低声爆设计技术、超声速减阻技术和飞-发一体化设计技术的国内外研究进展和现状进行了综述和分析。最后,展望了新一代超声速民机总体气动布局的发展趋势,针对仍需突破的关键科学与技术问题,探讨了重要研究方向。未来将优先发展超声速公务机或中小型超声速民机,其布局技术特点趋近于第3代布局,声爆、减阻、飞-发一体化、起降噪声、气动弹性、人机功效等方面的综合性能和工程可实现性将成为重点研究对象。

基础研究和应用研究双轮驱动加速超声速民机变为现实

总体上看,2022年,美国、欧洲和亚洲继续对未来民用超声速飞机进行基础研究、技术开发和飞机概念设计。目前,学术界、研究机构和工业界正在应对三大挑战:低声爆超声速飞机概念演示、降低着陆和起飞噪声以及减少碳排放。2022年3月,日本宇宙航空研究开发机构(JAXA)在其1mx1m的风洞中测试了NASAX-59超声速飞机的1.62%缩比模型和NASA与波音公司的三个旧的低声爆模型。此前,同一模型在NASA格伦研究中心约为2.44m×1.83m的超声速风洞中也进行了测试,测试中使用了一个压力轨道来捕捉其外部压力信号。

新一代超声速民机气动关键技术专栏

更快的旅行速度是人类永恒的追求。与传统的高亚声速民机相比,超声速民机能大幅提高飞行速度,提升长途旅行的舒适度,更好地促进政治经济文化交流,因而具有重大经济和社会价值。近年来,随着声爆预测与抑制、低阻/低声爆气动设计等关键技术研究的突破和未来市场需求的不断增长,发展新一代超声速民机的技术条件以及市场时机已经基本成熟。世界各国纷纷启动了新一代超声速民机的研究计划,中国也开始重视超声速民机技术的研究,2019年,“绿色超声速民机设计技术”被中国科协列为20个国家重大科学问题和工程技术难题之一。

超声速民机和降低音爆研究

本文在简述超声速民机(SCT)的发展历史后,介绍了正在研制的几种超声速公务机的特点和未来(2020—2035年)超声速小型民机概念研究的进展及其可能的外形特点。由于降低音爆是当前发展SCT的首要任务之一,因此重点讨论了当前降低音爆的优化设计方法,主要包括:基于线性理论的设计方法;基于Euler解算器(Cart3D)和伴随方法的低音爆反设计方法;广义Burgers方程描述波的传播及其求解方法;以音爆造成地面噪声最小为目标,直接耦合音爆传播和CFD流场解的优化设计方法;可用于概念设计的多重优化设计方法等。

超声速飞行器近场声爆信号反演技术

超声速民机是新一代民机的重要发展方向,其独有的声爆现象是制约其在陆地上空进行超声速飞行的最关键因素。对超声速飞行器的气动外形进行反设计是声爆抑制的有效途径。基于等效面积分布开展反设计,需要远场感知声压级作为直接指导。为此,提出了逆向传播分别与本征正交分解(proper orthogonal decomposition,POD)及伴随方程结合,根据远场声爆信号反演近场声爆信号的方法。采用第二届声爆会议(SBPW)提供的LM1021标模算例,并从远场频域内声压级、响度级和感觉噪声级进行反演可信度评估。结果表明,对于给定的任意远场声爆信号,基于逆向传播结果进行POD反演及伴随方程反演,都可以得到较为准确的近场过压信号,且伴随方程反演方法具有更优的高频信号即局部激波信号反演能力,远场感知声压级更精准。反演结果相应的等效面积分布与参考值高度吻合,表明此方法能够为等效面积指导的低声爆气动优化设计提供基础。

面向超声速民机层流机翼设计的转捩预测方法

发展工程实用的转捩预测方法对于超声速民机层流减阻设计具有重要的意义。传统针对亚跨声速层流机翼设计的转捩预测方法仅考虑了二维Tollmien-Schlichting(TS)波和横流驻波诱导的转捩,无法满足超声速机翼边界层考虑三维TS斜波和横流行波的转捩预测需要。本文改进了双N因子扰动放大因子积分策略,提出了一种适用于超声速层流机翼设计的eN方法。该方法采用固定波角和固定频率方法来寻找不稳定TS斜波和CF行波扰动,再通过固定展向波数/固定频率方法或包络线方法计算其扰动放大因子,实现了考虑TS斜波和CF行波的转捩自动判断。进一步将该方法和雷诺平均Navier-Stokes方程(RANS)求解器结合,发展了耦合eN转捩预测的超声速机翼RANS方程数值模拟方法。针对来流马赫数2.0、后掠角65°的NASA超声速试验机翼,开展了边界层稳定性分析。结果表明,在不同雷诺数下计算得到的横流行波与驻波的扰动放大因子均与文献结果基本吻合,验证了本文方法的正确性。此外,还将本文方法应用于来流马赫数2.0、雷诺数1.39×107、后掠角60°的无限翼展层流机翼初步设计。为了抑制超声速大后掠机翼边界层横流不稳定性,分析并提出了一种使流动在机翼前缘迅速加速、继而维持微弱压力梯度的理想压力分布。经数值模拟评估,设计机翼上表面接近为全层流,验证了本文方法对于超声速民机层流机翼设计的适用性。

绿色超声速民机的低声爆设计与评估

超声速民机近年来重新进入公众视野,多个项目的发展成果已经展现,如何降低声爆是所有项目共同面临的挑战。

一类超声速长航程民用客机的气动设计和性能评估

缩短跨洲越洋长途旅行的飞行时间是人们一直追求的目标,超声速民用客机为这种日益增长的缩短飞行航时的需求提供了可能。本文阐述了一类超声速长航程民用客机的气动布局学设计和性能评估结果,其巡航马赫数为1.6,巡航高度为15km。采用航空工业空气动力研究院自主研发的ARI_OPT、ARI_OVERSET和ARI_Boom程序分别开展了气动优化设计、计算流体力学(CFD)性能计算和声爆特性评估,给出了其在巡航条件下的气动特性和声爆水平。本文的研究结果可为下一步发展超声速长航程民用客机提供技术支撑。

面向声爆/气动力的飞行器布局设计知识挖掘

声爆抑制是发展新一代超声速民机必须突破的关键技术。飞行器总体布局参数对其声爆特性有重要影响。数据挖掘(DM)可以从大量的数据中通过算法搜索隐藏的信息,是飞行器设计知识提取的有力工具。选取后掠角、展弦比、梢根比、上反角、机身长细比5个总体布局参数作为设计变量,目标函数定义为远场感知噪声级,同时计算升、阻力系数作为气动力衡量指标。基于总变差分析(ANOVA)、决策树算法、自组织映射(SOM)网络组成的数据挖掘体系提取低声爆设计知识库。获得所选设计变量与声爆/气动力的相关度,并实现对设计变量的分层与降维。后掠角有最高设计优先级,长细比、上反角重要程度次之,展弦比与梢根比为低敏感变量。对于算例中的飞行器,在合理区间内选择较大的后掠角、上反角能够使声爆最小化的同时,设计适于超声速巡航的小展弦比布局。

基于直角网格伴随自适应的声爆预测

声爆预测是超声速民机设计关键技术之一,近场过压信号的精确计算是声爆预测的基础和重要环节。针对超声速民机声爆预测问题,发展了基于直角网格伴随自适应的超声速近场求解方法。运用有限体积法求解流体控制方程,以指定近场位置过压值平方的积分作为目标函数,通过求解离散伴随方程获得目标函数对流场残差的敏感度,评估和修正目标函数全局误差,并驱动网格自适应加密,通过局部加密逐渐减小各个网格单元的剩余误差,提高目标函数的计算精度。选取69°后掠三角翼翼身组合体和美国国家航空航天局(NASA)的C25D超声速民机模型进行算例验证并与试验数据对比,结果表明:与流场特征自适应网格方法相比,所提方法能够以更少的网格量,更精确地捕捉流场中的激波和膨胀波,得到更精确的近场过压信号分布,是一种可用于声爆预测的高精度、高效率的超声速近场求解方法。

动力效应对超声速飞行器声爆特性影响研究

针对超声速声爆客机构型,本文研究了机体/短舱/尾喷流耦合效应对远场声爆特性的影响,通过对通流短舱、喷流短舱和进排气短舱三种状态的三维流场数值模拟,获得了不同发动机模拟形式所产生短舱-机身耦合干扰结果,研究了安装效应对超声速客机气动特性和远场声爆特性的影响规律。结果表明,发动机进排气效应对机身部件的干扰主要由发动机进气道激波对机翼的影响和尾喷流对机身后体、尾翼的干扰引起,采用堵锥喷流模拟短舱会改变第二道激波的强度和波系结构,减小近场过压幅值,从而使远场声爆信号偏低。研究工作能够为后续的超声速低声爆动力效应影响试验提供技术支撑。

超声速飞机层流布局设计与评估技术进展

以超声速民机的巡航减阻问题为背景,综述了超声速层流布局设计与评估技术的研究进展。首先给出了超声速飞机巡航气动效率提升的工程意义,分析了超声速飞机巡航阻力的构成。然后阐述了自然层流设计和流动控制两种有效延迟流动转捩技术手段的研究进展,梳理了超声速转捩数值模拟、风洞试验和飞行试验3种重要评估技术的研究进展,介绍了国内外典型的超声速层流布局设计与评估案例。最后总结了超声速飞机层流布局设计和评估技术的难点和技术发展建议。

典型声爆研究模型近场预测统计量化分析评估

声爆预测是超声速民机设计的关键技术。排除认知不确定性因素外,近场声爆预测能力的成熟度主要取决于所采用的计算流体力学(CFD)求解方法捕捉激波间断的能力。以共用研究模型旋成体和三角翼作为研究对象,选取典型截面声爆信号过压峰值强度和位置为系统响应量,开展了初步的不确定度量化分析评估。结果表明,当前对简单构型的预测还不够准确,声爆信号近场预测能力的成熟度还有待进一步提高。需要进一步发展高可信度声爆预测方法,准确捕捉飞机近场空间脱体压力;针对所关注的系统响应量,开展更加具体的不确定度量化评估分析研究。